Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе



Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе
Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе

Владельцы патента RU 2559903:

Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра"(ПАО"НПО"Искра") (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива. Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе содержит источник хладагента и соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания. В газодинамической трубе за срезом сопла размещен инжектор, а перед инжектором установлены форсунки, соединенные с источником хладагента через управляющий клапан, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания. Устройство подачи хладагента в камеру сгорания снабжено вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра, внутри которого размещен полый поршень с коническим штоком. В штоке выполнены каналы, подающие хладагент, а на корпусе цилиндра установлен пиропатрон. Изобретение позволяет сократить время гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), и предназначено для гашения РДТТ при наземной отработке в газодинамических трубах (ГДТ).

В процессе отработки РДТТ возникает необходимость оценки состояния материальной части РДТТ путем дефектации ее после огневых стендовых испытаний. По результатам дефектации элементов РДТТ (корпуса, сопла) определяются: состояние теплозащитных покрытий, степень уноса, деструкции и разрушения материалов. Однако за период от окончания работы РДТТ до проведения дефектации материалы конструкции подвергаются дополнительным воздействиям, которые обусловлены догоранием остатков твердого топлива в камере сгорания, выравниванием температуры по толщине стенок, взаимодействием с атмосферным кислородом. Выделяемая в этот период теплота вызывает дополнительное коксование теплозащитных материалов, тепловое повреждение силовых элементов конструкции. Описанные процессы приводят к ошибочной оценке результатов испытаний и надежности работы конструкции РДТТ, что, в свою очередь, может существенно повысить погрешности расчетов удельного импульса тяги, требуемых толщин стенок корпуса и его теплозащиты.

Наиболее эффективным средством фиксации состояния материальной части РДТТ после огневых стендовых испытаний является гашение, при котором происходит быстрое прекращение процессов горения в двигателе и устраняются или минимизируются эффекты последействия.

Известны установки гашения (см. Конструкция и отработка РДТТ. Под редакцией А.М. Виницкого. М.: Машиностроение, 1980. - Стр. 117), которые содержат устройства подачи хладагента (например, воды) компактной струей или распылением. При этом хладагент подается со стороны сопла РДТТ. Недостатком установки является ее большая инерционность задействования при отработке РДТТ в газодинамической трубе (ГДТ), обусловленная перемещением элементов устройства внутри ГДТ с целью подачи хладагента со стороны сопла, что приводит к увеличению периода гашения и эффектов последействия.

Известна установка для гашения работающего РДТТ при испытаниях (см. патент РФ на изобретение №2477810). Установка содержит источник хладагента, соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания.

Недостатком устройства является подача хладагента в камеру сгорания через систему узла давления (через штуцер в донной части), использующегося для измерения давления в камере сгорания РДТТ, что изменяет штатную конструкцию РДТТ и является недопустимым при зачетных испытаниях. Кроме того, в начальный момент гашения РДТТ падение давления в камере сгорания за счет снижения температуры продуктов сгорания опережает рост давления за счет прихода массы хладагента, вследствие чего наблюдается подсос окружающего воздуха в камеру сгорания РДТТ во время гашения, процессы горения интенсифицируются, а эффекты последействия возрастают.

Технической задачей данного изобретения является получение достоверной информации о состоянии материальной части РДТТ, в том числе без изменения штатной конструкции РДТТ при испытании в ГДТ.

Технический результат достигается тем, что в установке для гашения работающего РДТТ при испытаниях в газодинамической трубе, содержащей источник хладагента, соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания, в газодинамической трубе за срезом сопла размещен инжектор, а перед инжектором установлены форсунки, соединенные с источником хладагента через управляющий клапан, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания, кроме того, устройство подачи хладагента в камеру сгорания снабжено вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра, внутри которого размещен полый поршень с коническим штоком, а в штоке выполнены каналы, подающие хладагент, причем на корпусе цилиндра установлен пиропатрон.

Размещение в газодинамической трубе за срезом сопла инжектора, а перед инжектором - форсунок, соединенных с источником хладагента через управляющий клапан, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания, обеспечивает изоляцию сопла и камеры сгорания от взаимодействия с атмосферным кислородом, а также подачу хладагента в камеру сгорания со стороны сопла в начальный момент гашения, что позволяет минимизировать время гашения РДТТ.

Снабжение устройства подачи хладагента в камеру сгорания вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра, внутри которого размещен полый поршень с коническим штоком, а в штоке выполнены каналы, подающие хладагент (причем на корпусе цилиндра установлен пиропатрон), обеспечивает быстродействие по вскрытию оболочки корпуса РДТТ из полимерных композиционных материалов и интенсивное гашение и охлаждение РДТТ без каких-либо изменений его конструкции.

Таким образом, обеспечивается достоверность информации о состоянии материальной части РДТТ без изменения штатной конструкции РДТТ при испытании в ГДТ.

Совокупность существенных признаков предлагаемого технического решения является новой и позволяет получить достоверную информацию о состоянии материальной части РДТТ без изменения штатной конструкции РДТТ при испытании в газодинамической трубе (ГДТ) на момент окончания работы РДТТ, в том числе с корпусами из полимерных композиционных материалов.

На фиг. 1 показана схема размещения элементов установки.

На фиг. 2 показана конструктивная схема устройства подачи хладагента в камеру сгорания с вскрывающим элементом.

Установка для гашения имеет источник хладагента 1. Источник хладагента соединен трубопроводом 2 через управляющий клапан 3 с устройством 4 подачи хладагента в камеру сгорания РДТТ 5 при испытании в газодинамической трубе 6. Исполнительным элементом устройства 4 подачи хладагента в камеру сгорания может быть обратный клапан 7. В газодинамической трубе за срезом сопла РДТТ размещен инжектор 8 с клапаном 9. Перед инжектором установлены форсунки 10, соединенные с источником хладагента 1 через управляющий клапан 3, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания.

Устройство 4 подачи хладагента в камеру сгорания снабжено вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра 11, внутри которого размещен полый поршень 12 с коническим штоком. В штоке выполнены каналы 13, подающие хладагент. На корпусе цилиндра 11 установлен пиропатрон 14. Вскрывающий элемент предназначен для пробоя оболочки 15 корпуса РДТТ с целью подачи хладагента для гашения. Давление в камере сгорания РДТТ контролируется датчиком давления 16.

Работа установки гашения заключается в следующем.

В период начала спада давления в камере сгорания РДТТ 5 (окончание установившегося режима) открывается клапан 9 подачи рабочего тела инжектора (например, перегретого пара) и включается инжектор 8. При давлении на срезе сопла инжектора 8 больше давления на срезе сопла двигателя струя, истекающая из инжектора, расширяется, а поток, истекающий из сопла двигателя, сужается. В процессе дальнейшего падения давления в камере сгорания (период выключения двигателя) поток, истекающий из двигателя, продолжает сужаться, а струя инжектора 8 - расширяться. Тем самым обеспечивается начальное охлаждение испытуемого двигателя без доступа воздуха.

В момент спада давления в камере по датчику давления 16 до заданной величины начала гашения подается сигнал на открытие управляющего клапана 3 и на пиропатрон 14. За счет срабатывания пиропатрона создается давление в полости цилиндра 11, а поршень 12 перемещается в цилиндре и пробивает коническим штоком оболочку 15 корпуса РДТТ из полимерных композиционных материалов. Движение поршня ограничивается задней стенкой цилиндра. При этом ход поршня (длина конического штока) и расстояние от цилиндра 11 до оболочки 15 корпуса РДТТ выбираются такими, чтобы на момент полного выдвижения штока выполненные в нем каналы 13 находились внутри корпуса РДТТ.

Через открытый управляющий клапан 3 хладагент (например, газообразный азот) по трубопроводу 2 подается через форсунки 10 в область между соплом и струей инжектора 8, а через обратный клапан 7 и каналы 13 - в камеру сгорания. Для эффективного применения вскрывающего устройства его необходимо размещать у переднего днища РДТТ.

В этом случае хладагент, подаваемый в область переднего днища, охлаждает внутреннюю поверхность корпуса, включая район заднего днища, и выходит через сопло. При этом в начальный момент гашения РДТТ падение давления в камере сгорания за счет снижения температуры продуктов сгорания опережает рост давления за счет прихода массы хладагента, вследствие чего наблюдается подсос хладагента (например, газообразного азота) из области за срезом сопла в камеру сгорания РДТТ, что интенсифицирует процесс гашения и уменьшает эффекты последействия.

Таким образом, предлагаемая установка позволяет получить эффективное гашение в сочетании с быстродействием выполнения требований к условиям охлаждения РДТТ (см. Конструкция и отработка РДТТ. Под редакцией А.М. Виницкого. М.: Машиностроение, 1980. - Стр. 117). Анализ состояния матчасти корпуса, поврежденной вскрытием для гашения, проводится путем переноса результатов анализа состояния аналогичных частей корпуса без повреждений. Погрешность такого анализа невелика из-за малой площади повреждения части корпуса.

Быстрое и эффективное гашение РДТТ обеспечивает получение достоверности информации о состоянии материальной части, в том числе без изменения штатной конструкции РДТТ при испытании в ГДТ.

Установка для гашения работающего ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях в газодинамической трубе, содержащая источник хладагента, соединенное с ним через управляющий клапан устройство подачи хладагента в камеру сгорания, отличающаяся тем, что в газодинамической трубе за срезом сопла размещен инжектор, а перед инжектором установлены форсунки, соединенные с источником хладагента через управляющий клапан, срабатывающий при достижении заданного давления в камере сгорания, кроме того, устройство подачи хладагента в камеру сгорания снабжено вскрывающим элементом, выполненным в виде цилиндра, внутри которого размещен полый поршень с коническим штоком, а в штоке выполнены каналы, подающие хладагент, причем на корпусе цилиндра установлен пиропатрон.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам для проведения гидроиспытаний корпусов ракетных двигателей на твердом топливе, как на рабочее давление, так и на давление формования твердотопливного заряда.

Изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей, а именно к стапелям для измерения осевой силы тяги ракетных двигателей. Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя содержит неподвижную раму, подвижную часть с узлами крепления двигателя, переходник и преобразователи силы.

При термовакуумных испытаниях термокаталитических двигателей в составе космического аппарата на камеру термокаталитического разложения рабочего тела с соплом устанавливают герметичную заглушку, магистраль межблочного трубопровода через проверочную горловину и технологическую магистраль сообщают со стендовым средством вакуумирования, мановакуумметром и газовым пультом, между которыми установлен вентиль.
Изобретение относится к комплексам автоматизированного управления ракетными формированиями и формированиями реактивных систем залпового огня крупного калибра.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при экспериментальной отработке заборных устройств, установленных в топливных баках ракет, для экспериментального определения гидравлических остатков незабора топлива в динамических условиях.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при экспериментальной отработке заборных устройств, установленных в топливных баках ракет, для экспериментального определения гидравлических остатков незабора топлива.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проведении физического моделирования процессов газификации остатков жидкого топлива в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступени ракет-носителей (РН) в условиях малой гравитации с использованием экспериментальных модельных установок в земных условиях, а также и при натурных пусках РН с системами газификации.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники.

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц.

Экспериментальный газогенератор для определения параметров продуктов сгорания твердых топлив, включающий корпус, переднюю крышку, сопловой блок и заряд торцевого горения из твердого топлива, а также датчик тяги, выполненный с возможностью упора в опорную плиту. В корпусе экспериментального газогенератора расположен инертный наполнитель, на который опирается заряд торцевого горения. Между корпусом и сопловым блоком выполнена коническая вставка со штуцерами для датчиков давления и температуры, а в сопловом блоке расположено сопло с дозвуковой и сверхзвуковой частями. Изобретение позволяет испытывать заряд произвольной длины, а также повысить степень достоверности определения потерь удельного импульса тяги. 3 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), снабженных устройствами гашения колебаний (демпферами). Изобретение предназначено, в частности, для определения амплитудно-фазовых частотных характеристик газового демпфера с перфовставкой, и расчета на основании полученных данных оптимальных параметров демпфера, при которых его эффективность максимальна. Способ включает измерение и сравнение откликов демпфера на возмущающее воздействие в виде гармонических колебаний. При этом демпфер устанавливают на модель натурного трубопровода. Заполняют систему рабочей жидкостью, создают рабочее давление. Надувают газовый демпфер до установки рабочего уровня жидкости в нем. Формируют серии возмущающих воздействий в виде гармонических колебаний с рабочим диапазоном частот для задаваемых величин амплитуд колебаний давления, разных для каждой серии. Измеряют отклики демпфера в виде амплитуд колебаний давления в газовой полости демпфера и в модели натурного трубопровода на входе в демпфер, а также фазовый сдвиг между указанными амплитудами. Технический результат заключается в повышении точности определения амплитудно-фазовых частотных характеристик демпфера. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

При подтверждении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя сжигают серию зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе с расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе. Перед сжиганием заряд термостатируется до температуры, обеспечивающей скорость горения заряда и давление в двигателе с минимальными отклонениями от их номинальных значений и определяемой по формуле, защищаемой настоящим изобретением. Стендовое устройство для подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя содержит металлический стапель с горизонтальной поворотной плитой для крепления камеры-имитатора с расходным круглым отверстием критического сечения, датчик замера давления в камере-имитаторе и силоизмеритель между поворотной плитой и стапелем. Стапель имеет вертикальную упорную стенку, к которой крепится кронштейн с подшипниковым узлом для вертикального вала поворотной плиты. Силоизмеритель закреплен на вертикальной упорной стенке стапеля и соприкасается с боковой поверхностью поворотной плиты. Поворотная плита и вертикальная упорная стенка стапеля связаны в горизонтальной плоскости витой пружиной для начального поджатия поворотной плиты стапеля к силоизмерителю. Поворотная плита под камерой-имитатором имеет вертикальные стойки, соприкасающиеся с полом стенда через концевые подшипники, оси которых перпендикулярны оси силоизмерителя. Камера-имитатор заключена в теплоизолирующий кожух и имеет трубопровод с соплом, ось которого параллельна оси силоизмерителя. Оси трубопровода с соплом и силоизмерителя перпендикулярны вертикальной упорной стенке стапеля. Группа изобретений позволяет снизить погрешность при определении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для определения скорости горения твердого ракетного топлива при стационарном и переменном давлении в камере сгорания. Способ включает подготовку, монтаж и сжигание цилиндрического образца твердого ракетного топлива в камере сгорания, имеющей систему регистрации давления и вентили подачи и сброса давления, нанесение пропилов на поверхность образца, поджигание образца, поддержание и контроль давления в камере на уровне заданного, определение скорости горения по расчетным соотношениям. Поддержание и контроль давления осуществляется автоматически, а сжигание образца осуществляется в камере сгорания, заполненной до начала горения инертным газом, сжатым до требуемого уровня. Перед монтажом у испытуемого образца, со стороны наружной цилиндрической поверхности, на фиксируемых расстояниях от переднего торца образца в радиальном направлении ножевыми резцами наносят две или более кольцевых радиальных просечек и затем бронируют образец по цилиндрической поверхности, причем просечки наносят в начале и конце каждого контрольного участка. Скорость горения твердого ракетного топлива определяют на контрольном участке горящего свода образца по расчетным соотношениям. Изобретение повысить точность определения скорости горения твердого ракетного топлива. 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива. Установка для гашения ракетного двигателя твердого топлива при испытаниях содержит связанную с системой подачи охлаждающей жидкости полую штангу с форсункой. Между полой штангой с форсункой и системой подачи охлаждающей жидкости размещены телескопически сочлененные между собой полые поршни, причем у юбки каждого поршня установлен коллектор перетекания охлаждающей жидкости, а у днища каждого поршня выполнены радиальные каналы, соединяющие полость поршня в его выдвинутом положении с коллектором перетекания охлаждающей жидкости смежного поршня. По периметру коллекторов перетекания охлаждающей жидкости установлены форсунки. На полом поршне установлен центрирующий механизм, выполненный в виде поворотных стержней с фиксаторами начального и конечного положений. Изобретение позволяет получить достоверную информацию о состоянии материальной части, в том числе ракетных двигателей большого удлинения, а также высотных ракетных двигателей при огневых стендовых испытаниях в газодинамических трубах. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя. В способе моделирования, включающем введение в экспериментальную установку продуктов газификации из каждого бака, зажигание рабочей смеси, проведение измерений параметров процесса, в соответствии с изобретением при моделировании процесса сжигания продуктов газификации окислителя, исследуемый состав приготавливают путем смешения газообразного окислителя, паров воды и гелия, а при моделировании процесса сжигания продуктов газификации горючего, исследуемый состав приготавливают путем смешения теплоносителя, газообразного горючего и гелия. Устройство для реализации способа, включающее в свой состав коллектор, экспериментальный бак, магистрали подачи компонентов топлива, при этом в его состав введены баллоны, наполненные продуктами газификации компонентов топлива и соединенные через регулируемые клапаны, и дроссели с коллектором, система зажигания продуктов газификации. Изобретение обеспечивает расширение экспериментальных методов исследований сжигания сложных составов, а также снижение затрат при проведении экспериментальных исследований. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к стендовому оборудованию и может быть использовано при испытаниях жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического назначения, связанных с определением тепловых режимов элементов ЖРД и двигательной установки (ДУ). На вакуумном стенде для тепловых испытаний ЖРД, включающем вакуумную камеру 1 со стапелем 2 для установки ЖРД 3 с соплом, имеющим радиационно-охлаждаемый насадок (РОН) 4, газодинамическую трубу 5 с эжектором 6, отсечной клапан 7 в канале газодинамической трубы (ГДТ), охлаждаемые экраны 8 на внутренних стенках вакуумной камеры 1, вакуумную систему 9, магистраль с пускоотсечным клапаном 10, сообщающую полость газодинамической трубы 5 между РОН 4 и отсечным клапаном 7 с вакуумной системой 9. На стыке среза РОН 4 с ГДТ 5 выполнен компенсатор температурного расширения в виде, состоящего из рассчитанной на радиальное температурное расширение РОН 4 тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны 11 из жаростойкой стали, герметично соединенной посредством сварки со стенкой РОН 4 на его срезе и, с другой стороны, - через цилиндрическую стальную проставку 12 с окружающим ГДТ 5, рассчитанным на осевое температурное расширение РОН 4, тонкостенным сильфоном 13 с фланцем 14, который герметично (через уплотнение 15) соединен с фланцем 16 на охлаждаемой внешней стенке тракта охлаждения газодинамической трубы 5, при этом полость ГДТ от РОН 4 до отсечного клапана в канале ГДТ 5 подключена к системе вакуумирования 9 через пускоотсечной клапан 10. Изобретение обеспечивает повышение функциональных возможностей в части обеспечения наиболее полной имитации условий теплообмена, соответствующих объективным условиям при огневых испытаниях ЖРД и ДУ космического назначения. 2 ил.

Изобретение относится к испытаниям ракетной техники, а именно к испытаниям и утилизации ракетных двигателей твердого топлива, имеющих сопла, направленные перпендикулярно оси стенда. Устройство для стендовой отработки ракетного двигателя твердого топлива, имеющего сопла, направленные перпендикулярно оси двигателя, включает газоотражатели. Каждый газоотражатель содержит раму, сваренную из металлического уголка, и экран, выполненный из металлического листа. Напротив каждого сопла ракетного двигателя с возможностью демонтажа установлен газоотражатель под углом 45° к оси двигателя. Экран газоотражателя покрыт огнестойким асбестовым полотном как минимум в один слой. При стендовой отработке ракетного двигателя твердого топлива, имеющего сопла, направленные перпендикулярно оси двигателя, устанавливают снаряженный двигатель на силовой пол с упором его передней части в упорный бык, запускают его и измеряют параметры работы. Перед испытанием напротив каждого сопла на силовой пол стенда устанавливают и закрепляют сваркой газоотражатель, имеющий экран, покрытый огнестойким асбестовым полотном как минимум в один слой. Экран каждого газоотражателя располагают под углом 45° к оси двигателя. После окончания испытаний газоотражатели демонтируют. Изобретение позволяет обеспечить целостность стендового и измерительного оборудования. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях содержит источник жидкого хладагента, а также соединенное с ним через трубопровод и управляющий клапан кольцевое сверло с отверстиями в стаканообразном корпусе, закрепленное в механизме привода вращения и подачи кольцевого сверла. Внутри стаканообразного корпуса размещен подпружиненный поршень с возможностью перекрытия отверстий при перемещении. На поршне установлены толкатели с осевыми отверстиями, при этом в отверстиях стенок стаканообразного корпуса и толкателях размещены поворотные форсунки. В стаканообразном корпусе кольцевого сверла соосно установлено центрирующее сверло. Изобретение позволяет повысить достоверность получаемой при испытаниях информации о состоянии материальной части ракетного двигателя твердого топлива за счет повышения эффективности его гашения. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетной технике, и может быть использовано при отработке корпусов ракетных двигателей твердого топлива. Устройство для испытаний на прочность раскрепляющей манжеты корпуса ракетного двигателя содержит неподвижное кольцо, подвижное кольцо, клинья, прижимы и динамометр. Неподвижное кольцо закреплено снаружи на фланце корпуса двигателя, а подвижное кольцо установлено с внутренней стороны корпуса с возможностью соосного осевого перемещения относительно неподвижного кольца по скрепленным с ним направляющим. Клинья установлены на периферии подвижного кольца, равномерно по окружности, и имеют внутренние и наружные профилированные поверхности. Клинья расположены в зазоре между внутренней поверхностью раскрепляющей манжеты и теплозащитным покрытием корпуса. Прижимы выполнены с профилированной поверхностью, сопрягаемой с наружной поверхностью раскрепляющей манжеты. Динамометр соединен с неподвижным кольцом и упирается в подвижное кольцо. Изобретение позволяет повысить качество контроля изготовления корпуса ракетного двигателя за счет проведения контроля раскрепляющей манжеты путем приложения усилия, имитирующего усилие, воздействующее на манжету при усадке заряда в процессе отверждения топлива. 3 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-08-20 2015-08-19T17:24:39
Наверх